全文获取类型
收费全文 | 1632篇 |
免费 | 418篇 |
国内免费 | 389篇 |
专业分类
航空 | 1755篇 |
航天技术 | 200篇 |
综合类 | 206篇 |
航天 | 278篇 |
出版年
2024年 | 11篇 |
2023年 | 30篇 |
2022年 | 64篇 |
2021年 | 70篇 |
2020年 | 116篇 |
2019年 | 102篇 |
2018年 | 96篇 |
2017年 | 104篇 |
2016年 | 114篇 |
2015年 | 127篇 |
2014年 | 141篇 |
2013年 | 128篇 |
2012年 | 141篇 |
2011年 | 141篇 |
2010年 | 95篇 |
2009年 | 143篇 |
2008年 | 103篇 |
2007年 | 106篇 |
2006年 | 85篇 |
2005年 | 66篇 |
2004年 | 49篇 |
2003年 | 50篇 |
2002年 | 50篇 |
2001年 | 42篇 |
2000年 | 39篇 |
1999年 | 34篇 |
1998年 | 27篇 |
1997年 | 20篇 |
1996年 | 19篇 |
1995年 | 17篇 |
1994年 | 18篇 |
1993年 | 14篇 |
1992年 | 19篇 |
1991年 | 16篇 |
1990年 | 12篇 |
1989年 | 12篇 |
1988年 | 17篇 |
1986年 | 1篇 |
排序方式: 共有2439条查询结果,搜索用时 480 毫秒
701.
鸭式布局导弹的滚转特性是抑制其性能提升的重要约束.采用数值模拟方法对鸭式导弹滚转特性进行研究,分析舵面后缘后掠角对其影响.以三维可压缩雷诺平均N-S方程为主控方程来模拟流场特性,湍流模型采用SST的κ-ω二方程,基于气动特性和流场特性分析研究了固定尾翼鸭式气动布局导弹的横滚特性.仿真结果表明,鸭式布局导弹的舵面后缘后掠... 相似文献
702.
针对超燃冲压发动机进气道由于激波-边界层干扰引起的边界层分离以及进气道堵塞问题,提出了一种基于T-S波谐频共振原理的进气道边界层控制方法,并通过一种典型的二元进气道风洞试验进行了方法验证。研究结果表明,本文所提出的转捩控制方法能够较好的消除由激波-边界层干扰而引起的边界层分离现象,进而降低边界层分离对进气道性能的不良影响,确保进气道性能。同时说明,在超燃进气道设计过程中,需要充分考虑边界层转捩问题,引入有效的边界层转捩控制方法,以保证发动机的正常工作。 相似文献
703.
704.
以二维高超声速进气道GK01[1]为计算模型,对进气道进行无粘、粘性以及边界层分离控制方法数值研究.结果发现,利用文中设计的壁面开缝措施可以有效减小甚至消除激波/边界层干扰带来的边界层分离现象,降低粘性效应造成的负面影响;相对开缝前,开缝措施在设计点和非设计点均能明显提高进气道的总压恢复系数和动能效率,而对流量捕获系数的影响很小.同时文中给出了开缝措施在非设计点下对进气道性能指标的影响规律. 相似文献
705.
706.
707.
708.
一种多径条件下的MLS接收机测角误差分析新方法 总被引:1,自引:0,他引:1
为了准确分析多径环境条件下微波着陆系统接收机测角误差,在深入分析微波着陆系统(MLS)测角原理的基础上,提出了一种基于扫描波束主瓣等效替代的误差分析方法。该方法通过把往返波束脉冲主瓣用高斯钟形替代,准确计算了接收的扫描脉冲-3dB门限前后沿误差,建立了多路径条件下统一实用的接收脉冲包络波峰位置偏移误差模型和锁住闸门测量误差模型。为验证模型准确性,以特定的多径环境条件为例,计算MLS接收机的测角误差,将计算结果与利用Mathias经典模型的计算结果进行对比,并通过计算机仿真进行验证。结果表明,采用主瓣替代方法能够较好地克服经典模型精确分析误差方面的使用不足和缺陷,且对多径条件下接收机测角精度的准确评定具有一定的实用价值。 相似文献
709.
本文通过测力和水槽流态观察试验研究了战斗机和导弹式的翼体组合体翼涡破裂的推迟措施。利用安置于机翼(弹翼)前方和机体两侧的大后掠、小面积的机体边条所产生的边条涡的有利干扰,可以有效地推迟翼涡的破裂,从而达到提高最大升力系数和临界迎角的目的,试验表明,安置在不同位置的机体边条均可不同程度地提高最大升力系数C_(Lmax),在适当位置时,可提高临界迎角α_(kp)达2°~3°。 相似文献
710.
本文提出了一种能够对复杂前机身-进气道组合体进行流场计算与气动分析的方法。通过求解Euler方程来模拟前机身-进气道组合体在亚、跨、超声速,不同攻角和发动机流量条件下的各类流场。 相似文献